飞机尾流控制的SPIV实验研究  

Experimental study of SPIV on controlling wake vortex

作　　者：黄烁桥[1] 申功炘[1] Robert Konrath Carl F.v. Carmer Kompenhans Jürgen Huang, Shuo-Qiao[1]; Shen, Gong-Xin[1]; Konrath, Robert[2]; Camer, Carl F. V.[2]; Jürgen, Kompenhans[2]

机构地区：[1]北京航空航天大学航空科学与工程学院流体所,北京100191 [2]Institute of Aerodynamics and Flow Technology,Germany Aerospace Center (DLR), Gottingen, Germany

出　　处：《实验流体力学》2009年第1期18-22,共5页Journal of Experiments in Fluid Mechanics

基　　金：中德(BUAA&DLR)国际合作基金

摘　　要：利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情况(两种有尾翼情况及一种无尾翼情况)下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。An experimental study with a simplified model was carried out to establish a self-destructing vortex wake by changing the attack angle and the aspect ratio of HTW （Horizontal Tail Wing）. A SPIV（Stereo- Particle Image Velocimetry） system was employed in a water towing tank to obtain the sets of 2D/3C（2D -2 dimentional field, 3C-three component velocity measurements） velocity field data in different special slices. The results from three kinds of tail settings （2 with and 1 without HTW） are exhibited and compared with each other.

关 键 词：尾流涡 SPIV Rayleigh-Ludwieg不稳定性 飞机模型 水槽 

分 类 号：V211.76[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]